黃鈺++張焰++李祥

【摘 要】偵查無人機(jī)自主飛行一直備受航空領(lǐng)域相關(guān)研究者的關(guān)注，研究人員一直在需求一種高效、簡單、精確的偵查無人機(jī)飛行控制模型，這對于提升飛行器的飛行性能有著重要的作用。本文進(jìn)行了偵查無人機(jī)動(dòng)力學(xué)模型的建立，和動(dòng)態(tài)仿真，通過仿真結(jié)果表明，以PID控制器對四旋翼偵察無人機(jī)進(jìn)行控制效果良好。

【關(guān)鍵詞】偵查無人機(jī) 動(dòng)力學(xué)模型 仿真 控制

四旋翼偵察無人機(jī)在飛行控制原理、負(fù)載能力等各個(gè)方面都有著較大優(yōu)勢，是一種典型的、極具優(yōu)勢的偵查無人機(jī)，在軍事、民用等領(lǐng)域都有著廣泛的應(yīng)用。本文以四旋翼偵察無人機(jī)為例，探討了偵查無人機(jī)控制建模的相關(guān)問題，旨在進(jìn)一步促進(jìn)我國偵查無人機(jī)的應(yīng)用和發(fā)展。

1 偵查無人機(jī)的動(dòng)力學(xué)模型建立

1.1 模型假設(shè)

以四旋翼偵察無人機(jī)為例：①將飛機(jī)視為鋼體，運(yùn)動(dòng)過程中不發(fā)生彈性形變；②四個(gè)電機(jī)電流穩(wěn)定，且提供的升力一致；③采用正交方式安裝四根機(jī)翼，無人機(jī)的重心即幾何重心；④不考慮風(fēng)環(huán)境影響，不考慮空氣阻力及大氣流擾動(dòng)影響。通過對四個(gè)電機(jī)旋翼轉(zhuǎn)速的調(diào)節(jié)來調(diào)整升力，控制偵察無人機(jī)飛行器的姿態(tài)。

電機(jī)1和電機(jī)3在逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)的時(shí)候，電機(jī)2和電機(jī)4進(jìn)行順時(shí)針旋轉(zhuǎn)，消除陀螺效應(yīng)及空氣動(dòng)力扭矩效應(yīng)飛行狀態(tài)：

（1）垂直運(yùn)動(dòng)：增加四個(gè)電機(jī)的輸出功率，旋翼轉(zhuǎn)速增加，總拉力增大，克服整機(jī)的重力，使得偵查無人機(jī)能夠離地垂直上升；降低四個(gè)電機(jī)的輸出功率，旋翼轉(zhuǎn)速下降，總拉力下降，偵查無人機(jī)垂直下降。

（2）俯仰運(yùn)動(dòng)：提升電機(jī)1的轉(zhuǎn)速，降低其他三個(gè)電機(jī)的轉(zhuǎn)速保持不變，則偵查無人機(jī)進(jìn)行俯仰運(yùn)動(dòng)。

（3）翻轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)：改變電機(jī)2和電機(jī)4的轉(zhuǎn)速，電機(jī)1和電機(jī)3的轉(zhuǎn)速保持不變，則偵查無人機(jī)進(jìn)行翻轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。

（4）轉(zhuǎn)向運(yùn)動(dòng)：將對角線上兩個(gè)旋翼的轉(zhuǎn)動(dòng)方向調(diào)整為一致，四個(gè)電機(jī)轉(zhuǎn)速不完全相同，則發(fā)生轉(zhuǎn)向運(yùn)動(dòng)。

（5）前后運(yùn)動(dòng)：提升電機(jī)3的轉(zhuǎn)速，減小電機(jī)1的轉(zhuǎn)速，電機(jī)2和電機(jī)4轉(zhuǎn)速不變，則偵查無人機(jī)進(jìn)行前后運(yùn)動(dòng)。

（6）側(cè)向運(yùn)動(dòng)；提升電機(jī)2或電機(jī)4轉(zhuǎn)速，相對應(yīng)減小電機(jī)4或電機(jī)2轉(zhuǎn)速，其他兩個(gè)電機(jī)轉(zhuǎn)速不變，則進(jìn)行側(cè)向運(yùn)動(dòng)。

1.2 模型建立

1.2.1 地面坐標(biāo)系的建立

建立地面坐標(biāo)系，將地面上某個(gè)固定的點(diǎn)作為地面坐標(biāo)系原點(diǎn)，設(shè)鉛垂軸向上AZ為正，橫軸AX與縱軸AY在水平面內(nèi)呈相互垂直的關(guān)系，航程L用AXd來表示，側(cè)相偏離（向右為正，向左為負(fù)）H用AYd來表示飛行高度Z用AZd來表示。

1.2.2 動(dòng)力學(xué)模型

動(dòng)力學(xué)模型建立如圖1所示。將機(jī)體中心作為坐標(biāo)原點(diǎn)，GPS箭頭所指方向?yàn)閤軸方向，將x軸順時(shí)針旋轉(zhuǎn)90°為y軸方向，與xy平面垂直為z軸方向。在圖中，為偏航角，為俯仰角，T為螺旋槳推力，F(xiàn)為空氣阻力。

2 仿真

本文以Matlab/Simulink平臺(tái)為基礎(chǔ)對模型進(jìn)行動(dòng)態(tài)仿真，懸停飛行是偵查無人機(jī)主一種重要的飛行模式，因此對懸停模式進(jìn)行仿真。四旋翼偵察無人機(jī)是一個(gè)強(qiáng)耦合動(dòng)力學(xué)模型，對其飛行模式的直接控制有著較大難度，為了實(shí)現(xiàn)控制，解耦模型，分解為高度、俯仰角、偏航角和滾轉(zhuǎn)角四個(gè)通道，分別進(jìn)行控制。

相較于其他控制方法來說，PID控制有著結(jié)構(gòu)簡單、實(shí)現(xiàn)容易、穩(wěn)定性與可靠性高等優(yōu)勢，通過對比例、微積分系數(shù)等的調(diào)節(jié)能夠?qū)崿F(xiàn)良好的控制效果，保證系統(tǒng)的穩(wěn)定性，通過跟蹤控制能夠有效抑制外部干擾對系統(tǒng)的影響。因此，本文在建立的四旋翼偵察無人機(jī)模型的基礎(chǔ)上，采用PID跟蹤控制方式，對模型懸停模式進(jìn)行有效的控制，主要設(shè)計(jì)了四個(gè)通道PID跟蹤控制系統(tǒng)。

仿真過程中采用四旋翼偵察無人機(jī)參數(shù)表，以系統(tǒng)框圖為基礎(chǔ)在Matlab/Simulink平臺(tái)搭建系統(tǒng)仿真模型，以實(shí)驗(yàn)湊試法來對PID參數(shù)進(jìn)行整定，反復(fù)進(jìn)行試湊調(diào)試，指導(dǎo)控制效果達(dá)到要求為止。

通過得到的仿真曲線可知，超調(diào)量都控制在0.2之內(nèi)，需要經(jīng)過1s的高度調(diào)整時(shí)間才能夠保證偵查無人機(jī)達(dá)到預(yù)期穩(wěn)定狀態(tài)，在1s調(diào)整的過程中出現(xiàn)抖動(dòng)相對較大，但不會(huì)影響偵查無人機(jī)的飛行安全。從姿態(tài)角方面來看，其達(dá)到穩(wěn)態(tài)的速度相對較快，調(diào)整時(shí)間僅需0.3s。通過仿真結(jié)果可以看出，以PID控制器對四旋翼偵察無人機(jī)進(jìn)行控制效果良好，能夠控制高度、仰俯角、偏航角及滾轉(zhuǎn)角，保證偵查無人機(jī)處于懸停的狀態(tài)，系統(tǒng)穩(wěn)態(tài)誤差較低，趨近于0，且系統(tǒng)的穩(wěn)定性良好。

3 結(jié)語

綜上所述，本文以四旋翼偵察無人機(jī)為主要研究對象，進(jìn)行了其動(dòng)力學(xué)模型的建立，之后以Matlab/Simulink平臺(tái)為基礎(chǔ)對模型進(jìn)行動(dòng)態(tài)仿真，仿真結(jié)果表明，以PID控制器對四旋翼偵察無人機(jī)進(jìn)行控制有著良好的控制效果。

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